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91.
为分析降落伞火星再入环境下的超声速开伞性能,基于任意欧拉-拉格朗日罚函数法和多介质任意拉格朗日欧拉算法,求解可压缩流场与降落伞结构的耦合动力学模型。数值模拟盘缝带伞超声速开伞过程外形变化,预测气动力作用下的伞衣织物三维结构动力学行为。结合风洞试验数据,对比分析降落伞开伞性能和前置体对伞衣充气外形的影响。最终给出超声速伞周围非稳态流场的尾流和激波分布。仿真结果表明:盘缝带伞在超声速开伞过程中被完全充满且充气效果良好,未出现塌陷情况;随着来流马赫数的增加,降落伞阻力系数逐渐减小,充气时间缩短。仿真结果与试验结果保持一致,验证了所提方法的有效性。 相似文献
92.
油漆稀料是一种常见的助燃剂,提取时间对其燃烧产物的鉴定会有一定的影响。选取了纯毛织品作为实验载体,以硝基油漆稀料为研究对象,对燃烧残留物及燃烧烟尘进行了系统的GC-MS分析,找出了纯样和加载油漆稀料后燃烧产物主要成分的变化规律,对样品中目标化合物的相对峰面积随燃烧产物提取时间的变化曲线进行了非线性数学分析,初步找出了样品燃烧产物的相对峰面积随硝基油漆稀料燃烧产物提取时间变化的规律,为合理选择物证的提取时间提出了建议。 相似文献
93.
通过应用三维荧光光谱法,对比分析了汽油、煤油、柴油及其燃烧残留物的三维荧光特征参数,主要分析了荧光峰位置、半峰宽、荧光发光区域分布、次峰与主峰的荧光强度比等,验证了荧光光谱法在鉴别火场汽油助燃剂燃烧残留物中的可行性,为火灾原因调查提供更多依据。 相似文献
94.
95.
通常认为,当气室压力提高到一定程度,调制气流声源声压级输出将趋于饱和。为了从基本原理上探讨进一步提高声源输出的途径,设计了收缩-扩张喷口,将调制作用上游的声速流动提高至超声速。理论分析表明,来流气压较高时,超声速调制优于声速调制,可获得一定的声压级增益。增益量随喷口面积比减小而增加。旋笛实验在调制频率较低时得到了超声速调制的声压级增益;调制频率较高时,受瞬态作用的影响,参与调制的气流很可能未完全发展为超声速流动,超声速调制与声速调制的旋笛性能相同。 相似文献
96.
97.
围绕超声速混合层标量混合在组合循环发动机中的应用,综述了超声速混合层以及超声速混合层标量混合过程的国内外研究进展,并针对高雷诺数超声速混合层标量输运与扩散特性研究中存在的不足提出解决办法,指出该领域值得深入开展的研究方向。 相似文献
98.
通过对不同风速下V型脊状表面及光洁平板表面湍流边界层内偏斜系数和平坦系数的测试,对比分析了脊状表面边界层内偏斜系数和平坦系数的分布规律。试验在一小型专用风洞中开展,流场测试中使用恒温式IFA300智能型流动分析仪,测试模型则采用有机玻璃材质的矩形平板结构,且试验中模型表面脊状结构的方向与流向一致。最终研究结果表明,脊状表面湍流边界层内偏斜系数和平坦系数分布规律与平板表面基本一致,但脊状结构的存在降低了距壁面无量纲高度y′10区域(包括整个粘性底层和过渡区的一部分)的偏斜系数和平坦系数,而对边界层中过渡区以外区域则影响不明显。由此可以推断,脊状结构主要影响边界层流场的近壁区。 相似文献
99.
在对固体火箭冲压发动机的研究中 ,建立合适的数学模型对其内部工作过程进行模拟是冲压发动机设计和试验的重要环节。本文在三维湍流反应流情况下 ,对某实验固体火箭冲压发动机建立了数学模型并进行数值求解 ,得出了一些有用的结论 ,为冲压发动机的设计和实验提供了有用的理论研究基础 相似文献
100.
为了降低高雷诺数条件下大涡模拟方法的计算量,将两方程k-ωSST湍流模型与Yoshizawa一方程亚格子模型通过一个衔接函数相结合,构造一种混合大涡/雷诺平均NS方程模拟方法(混合LES/RANS)。使用这种方法及AUSM+-up格式对20°压缩斜坡的马赫2.85流动进行模拟,并考察了固定入口和在入口添加白噪声两种湍流入口边界条件对于结果的影响。模拟结果再现了边界层的分离、再附以及分离激波等现象,计算得到的分离区要显著大于试验结果,对于这种混合模拟方法的缺点进行了分析,并提出了可能的改进方法。 相似文献